单室双推力固体火箭发动机两级推力的最佳选择

从理论上探讨了单室双推力固体火箭发动机中影响其两级推力的主要因素。建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型,对一种推进剂实现双推力,双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了使导弹射程达到最大,又能够在设计中实现的最佳推力方案。     

固体燃料冲压发动机内旁路分气流场数值模拟

为了调节固体燃料冲压发动机推力,提出了一种内旁路分气结构型式,采用数值模拟方法对该结构的流场进行了分析。研究发现,可以通过改变旁路进气量调节发动机推力,而且旁路进气使补燃室头部出现对称旋涡,对增强燃烧较为有利。内旁路分气结构不需要采用后置旁侧进气道,可有效减小导弹体积、质量与阻力,在中小型发动机上具有较好的应用前景。     

固体火箭发动机后效推力对导弹底阻影响的数值仿真

采用二维轴对称N-S方程与湍流模型相结合，建立了固体火箭发动机喷管尾流和弹体外流一体化仿真模型.针对给定的导弹模型，开展了不同发动机燃气流量下的流场仿真，得到了流场速度和压力分布，分析了不同燃气流量下发动机后效推力对导弹底阻的影响.结果表明:与发动机不工作时相比，加入较小的燃气流量后，导弹底部压力增大，底阻值减小.随着燃气流量的增加，底部压力先减小后增大，底阻先增大后减小.随着燃气流量的增加，后效推力与导弹底阻的合力不断增大，且动推力所占比重逐渐增加.      

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型，通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明，在导弹飞行的爬升和巡航段，燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小，不超过7%；而在俯冲段，由于容腔效应影响严重，燃料流量相对偏差达到-30%，推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%，射程的相对偏差小于1%.因此，针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道，在导弹工作过程仿真中，可忽略燃气发生器的动态特性，不会影响对导弹飞行性能的评估.      

导弹/固体火箭发动机一体化设计

本文以两级推力固体火箭发动机为动力的某空-空导弹作为算例,研究了导弹/固体火箭发动机一体化设计的问题.为此,建立了固体火箭发动机的能量模型、质量模型和导弹与目标的数学模型.利用优化理论,成功地完成了九个设计变量的优化问题.优化结果表明,导弹的起飞质量减轻23.3kg(约占总重的9%).     

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程中装药结构完整性

以防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,分析了导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷。通过计算装药的应力-应变场,发现了装药的危险部位,进而分析了燃烧室发生高压爆炸原因。     

固体发动机多次起动技术及其应用

随着当代科学技术的发展,固体发动机的能量特性、结构特性有了很大提高,拓宽了固体发动机的应用范围,促进了火箭、导弹和航天技术的发展.历来,人们将固体发动机的可控性作为一项重大技术难题或相对液体发动机是一个重大缺点来认识的.但是,固体发动机在可控性改善方面的一系列进展正逐步改变人们的传统看法.首先,推力向量控制及推力终止技术已得到比较满意的解决,现已成功地应用到各种型     

F110发动机性能提高计划

F110基本型(F110-GE-100)发动机是在F101发动机的核心机和F404发动机的风扇与喷管的基础上发展的涡轮风扇发动机,于1986年10月配装F-16C/D战斗机投入使用。之后,在F110-GE-100发动机的基础上,GE公司又发展了推力为12900dAN、推重比为7.28的F110-GE-129发动机,并于1991年配装F-16C/D和F-15A/C战斗机投入使用。20世纪90年代初,GE公司又规划了1个分3阶段实现的F110发动机性能提高计划,旨在使F110发动机的推力增大到17800daN。第1步工作的目标:使发动机的推力增大15%~20%,达到15600daN;或者在发动机推力保持目前水平的前提下,使发…     

一种新型环形发动机装药设计

根据某反坦克导弹动力装置的要求，设计了一种新型环形发动机装药，称为异型管状药柱。这种装药具有短时间工作提供大推力的特点，介绍了该药形的设计方法。     

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-约束分析与任务分析

1引言与火箭发动机相比,涡喷、涡扇发动机在亚声速条件下具有更高的比冲,而且发动机的状态可以调节,因而推力可以改变,所以以涡喷、涡扇发动机为主动力的飞航导弹具有更远的射程,并能够实现更为复杂的飞行弹道。另一方面,由于涡喷、涡扇发动机的特性参数(推力和耗油率)会随飞行     

弹用喷气发动机发展及关键技术分析

对国内外4 000 N推力级以下的导弹与无人机用典型系列微型涡轮发动机进行综述,主要包括发动机研制背景、发动机结构、性能参数、应用对象等内容.详细介绍了目前技术水平较先进的TJ100和推质比超过10的AT-1500系列发动机,总结了该类发动机的技术特点.最后,结合工程经验提出并分析了发动机研制的关键技术.      

CFM56-7B发动机推力等级改装的技术方法

介绍了CFM56-7B发动机推力等级、发动机推力更改的设计原理、系统构型差异以及推力更变设置的具体操作方法.     

整体式液体冲压发动机导弹一体化设计

整体式冲压发动机导弹一体化设计,是把导弹与整体式液体冲压发动机作为一个系统,以系统性能最佳为目标,同时优选导弹和发动机的参数,文中以中程超音速飞航导弹为算例,针对整体式冲压发动机的特点,研究了导弹/整体式冲压发动机的一体化设计问题。对总体参数和发动机设计参数在中、低空巡航两种情况下进行优选,使导弹的射程达到了最佳,并分析、探讨了为适应不同巡航高度要求,选择导弹和发动机参数的有关问题。     

影响液体火箭发动机比推力的因素

介绍液体火箭发动机采用大比推力对提高导弹经济性的作用，论述推进剂性质，燃烧室压力，氧化剂剩余系数对液体火箭机动机比推力的影响及选用范围。     

定量插管浇注工艺装置

国内近年来开展的战术固体火箭单室双推力发动机的研制工作,已经取得了较好的成果。单室双推力发动机具有两种燃速不同推进剂呈前后串联排列、两段装药在助推段工作期间同时燃烧后,续航段继续工作。因此,可以获得两级推力。发动机的两级推力是采用燃速不同推进剂与改变燃面相结合的方法来实现的(即调节Ⅰ、Ⅱ级装药量)为确保发动机装药结构完整性和发动机工作可靠性,从装药工艺上提出如下要求:     

空气喷气发动机与导弹相匹配的设计方法探讨

为了使导弹获得最佳性能,本文研究了两种情况.其一,选用一台已有的空气喷气发动机,将导弹总体参数与发动机转速调节方案结合起来优选.算例说明,该方法可用.其二,将导弹外形参数、总体参数与发动机调节方案联合进行优选并在发动机数学模型中充分考虑安装对发动机性能的影响.